[go: up one dir, main page]

RU2641802C2 - System and method for feeding fuel to rocket engine - Google Patents

System and method for feeding fuel to rocket engine Download PDF

Info

Publication number
RU2641802C2
RU2641802C2 RU2015133532A RU2015133532A RU2641802C2 RU 2641802 C2 RU2641802 C2 RU 2641802C2 RU 2015133532 A RU2015133532 A RU 2015133532A RU 2015133532 A RU2015133532 A RU 2015133532A RU 2641802 C2 RU2641802 C2 RU 2641802C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
tank
rocket fuel
heat exchanger
branch
fuel
Prior art date
Application number
RU2015133532A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2015133532A (en
Inventor
Дидье ВЮЙАМИ
Жерар РОЗ
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2015133532A publication Critical patent/RU2015133532A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2641802C2 publication Critical patent/RU2641802C2/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/46—Feeding propellants using pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/50—Feeding propellants using pressurised fluid to pressurise the propellants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/52—Injectors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/97—Rocket nozzles
    • F02K9/972—Fluid cooling arrangements for nozzles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: invention relates to a system for feeding rocket fuel to a rocket engine (2) comprising a first tank (3), a second tank (4), a first power supply system (6) connected to the first tank (3), and a second power supply system (7) connected to the second tank (4). For cooling the rocket fuel contained in the second tank (4), the first power supply system (6) includes a branch (12) passing through a first heat exchanger (14) built in the second tank (4). The invention also relates to a method of feeding rocket fuel to the rocket engine (2).
EFFECT: maintaining pressure in the tanks above the minimum limit.
14 cl, 9 dwg

Description

Область техникиTechnical field

Изобретение относится к области подачи жидкого ракетного топлива в ракетный двигатель.The invention relates to the field of supplying liquid rocket fuel to a rocket engine.

В последующем описании понятия «расположенный выше по течению» и «расположенный ниже по течению» определены относительно нормального направления потока ракетного топлива в системах питания ракетного двигателя.In the following description, the terms “upstream” and “downstream” are defined relative to the normal direction of rocket fuel flow in rocket engine power systems.

Предшествующий уровень техникиState of the art

Система для подачи в ракетный двигатель жидкого ракетного топлива обычно включает в себя, для каждого жидкого ракетного топлива, бак и систему питания, соединенную с баком, для передачи ракетного топлива из бака по меньшей мере в одну камеру сгорания, в которой ракетное топливо смешивается и сгорает для создания силы тяги как реакции на ускорение продуктов сгорания в сопле.A system for delivering liquid rocket fuel to a rocket engine typically includes, for each liquid rocket fuel, a tank and a power system connected to the tank for transmitting rocket fuel from the tank to at least one combustion chamber in which the rocket fuel is mixed and burned to create traction as a reaction to the acceleration of the combustion products in the nozzle.

Во время работы такого ракетного двигателя объем жидкого ракетного топлива постепенно снижается в каждом топливном баке. Чтобы обеспечить поток каждого ракетного топлива в системе питания к камере сгорания необходимо поддерживать давление внутри каждого бака выше минимального предела. Из уровня техники известны различные варианты для поддержания баков под давлением по мере их опорожнения, однако эти варианты имеют разные недостатки, касающиеся веса и уровня сложности.During the operation of such a rocket engine, the volume of liquid rocket fuel is gradually reduced in each fuel tank. To ensure the flow of each rocket fuel in the power system to the combustion chamber, it is necessary to maintain the pressure inside each tank above the minimum limit. Various options are known in the art for maintaining pressure tanks as they empty, however, these options have various disadvantages regarding weight and difficulty level.

Кроме того, часто также бывает важно избегать чрезмерного повышения давления внутри каждого бака, в частности, чтобы избежать разрыва бака. Тем не менее, по крайней мере, в случае криогенного ракетного топлива трудно избежать постепенного испарения жидкого ракетного топлива в баках в результате поглощения тепла через стенки баков, поскольку такое испарение вызывает повышение давления в баках. Попытка решить эту проблему путем усиления термоизоляции баков приводит к большим негативным факторам, в частности к значительному увеличению их веса.In addition, it is often also important to avoid excessive pressure build-up inside each tank, in particular in order to avoid tank rupture. However, at least in the case of cryogenic rocket fuel, it is difficult to avoid the gradual evaporation of liquid rocket fuel in the tanks as a result of heat absorption through the walls of the tanks, since such evaporation causes an increase in pressure in the tanks. An attempt to solve this problem by enhancing the thermal insulation of the tanks leads to large negative factors, in particular to a significant increase in their weight.

Вместе с тем, постепенное нагревание ракетного топлива в баках приводит к другим негативным явлениям. В частности, повышение давления насыщенного пара каждого ракетного топлива по мере его нагревания снижает кавитационный запас в насосах, расположенных ниже по течению от баков, и, таким образом, повышает риск появления явления кавитации в баках.However, the gradual heating of rocket fuel in the tanks leads to other negative phenomena. In particular, increasing the saturated vapor pressure of each rocket fuel as it is heated reduces the cavitation reserve in pumps located downstream of the tanks, and thus increases the risk of cavitation in the tanks.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Системы и способы согласно изобретению направлены на устранение указанных недостатков. В частности, изобретение относится к системе подачи ракетного топлива в ракетный двигатель, включающей в себя первый бак, второй бак и первую систему питания, соединенную с первым баком, при этом первая система питания способствует охлаждению второго жидкого ракетного топлива, извлеченного из второго бака, в частности, для того, чтобы скорректировать любое постепенное нагревание второго ракетного топлива в баке.The systems and methods according to the invention are aimed at eliminating these drawbacks. In particular, the invention relates to a system for supplying rocket fuel to a rocket engine including a first tank, a second tank and a first power system connected to the first tank, wherein the first power system helps cool the second liquid rocket fuel extracted from the second tank, in particular, in order to correct any gradual heating of the second rocket fuel in the tank.

По крайней мере, согласно одному варианту осуществления эта задача достигается тем, что первая система включает в себя также ответвление, проходящее через первый теплообменник, встроенный во второй бак, причем указанное ответвление соединено с первым баком, расположенным ниже по течению от указанного первого теплообменника.In at least one embodiment, this task is achieved in that the first system also includes a branch through a first heat exchanger integrated in the second tank, said branch being connected to a first tank located downstream of said first heat exchanger.

Благодаря этим условиям и тому, что второе жидкое ракетное топливо имеет значительно более высокий предел насыщения, чем первое жидкое ракетное топливо, в первом теплообменнике можно передавать тепло от второго жидкого ракетного топлива к первому жидкому ракетному топливу с тем, чтобы первое жидкое ракетное топливо отводилось через ответвление и переходило в газообразное состояние в то время, как второе жидкое ракетное топливо будет охлаждаться. Кроме того, поток первого ракетного топлива, отведенный через ответвление, может быть, таким образом, обратно закачан в первый бак и, так как оно находится в газообразном состоянии, может способствовать поддержанию давления внутри первого бака по мере его опорожнения.Due to these conditions and the fact that the second liquid rocket fuel has a significantly higher saturation limit than the first liquid rocket fuel, heat can be transferred from the second liquid rocket fuel to the first liquid rocket fuel in the first heat exchanger so that the first liquid rocket fuel is discharged through the branch and turned into a gaseous state while the second liquid rocket fuel will be cooled. In addition, the flow of the first rocket fuel diverted through the branch can thus be pumped back into the first tank and, since it is in a gaseous state, can help maintain the pressure inside the first tank as it empties.

Согласно второму варианту указанная система подачи включает также вторую систему питания, соединенную со вторым баком и включающую в себя насос. Охлаждение второго ракетного топлива во втором баке посредством первого теплообменника способствует предотвращению явления кавитации в насосе второй системы питания.According to a second embodiment, said supply system also includes a second power system connected to the second tank and including a pump. The cooling of the second rocket fuel in the second tank through the first heat exchanger helps to prevent cavitation in the pump of the second power system.

Согласно третьему варианту указанное ответвление может также включать в себя перепускной канал, который обходит указанный первый теплообменник. Этот перепускной канал, который может включать в себя регуляторный клапан расхода, способствует тому, что часть первого ракетного топлива, отведенного через ответвление, обходит, по крайней мере, указанный первый теплообменник. Последующее смешение с первым ракетным топливом, выходящим из первого теплообменника, способствует понижению его температуры, прежде чем оно будет обратно закачано в первый бак. В частности, если этот перепускной канал включает в себя регуляторный клапан расхода, то становится возможным более точное регулирование изменения давления первого ракетного топлива в первом баке.According to a third embodiment, said branch may also include a bypass that bypasses said first heat exchanger. This bypass channel, which may include a flow control valve, helps to ensure that part of the first propellant withdrawn through the branch bypasses at least the first heat exchanger. Subsequent mixing with the first rocket fuel leaving the first heat exchanger helps to lower its temperature before it is pumped back into the first tank. In particular, if this bypass channel includes a flow control valve, it becomes possible to more accurately control the pressure change of the first rocket fuel in the first tank.

Для обеспечения обратного потока первого ракетного топлива в первый бак через указанное ответвление это ответвление может быть расположено ниже по течению от насоса, который также является частью первой системы питания. Таким образом, этот насос может также способствовать тому, что первое ракетное топливо будет одновременно течь в камеру сгорания, и, в качестве примера, он может быть в виде электрического насоса или турбонасоса. Тем не менее, система питания может быть, с другой стороны, выполнена таким образом, чтобы обеспечивать поток первого ракетного топлива в камеру сгорания другим способом, например посредством подачи под давлением из бака, расположенного выше по течению. Для обеспечения обратного течение первого ракетного топлива в первый бак через это ответвление даже в таких условиях это ответвление само может включать в себя устройство принудительного течения для влияния на первое ракетное топливо.To provide a reverse flow of the first propellant to the first tank through said branch, this branch may be located downstream of the pump, which is also part of the first power system. Thus, this pump can also contribute to the fact that the first rocket fuel will simultaneously flow into the combustion chamber, and, as an example, it may be in the form of an electric pump or a turbopump. However, the power system can, on the other hand, be designed to provide a first propellant flow into the combustion chamber in a different way, for example, by supplying pressure from an upstream tank. To provide a reverse flow of the first rocket fuel into the first tank through this branch, even under such conditions, this branch itself may include a forced flow device for influencing the first rocket fuel.

Согласно четвертому варианту указанный первый теплообменник может быть встроен в воронку выпуска из второго бака для того, чтобы охлаждать более конкретно второе ракетное топливо, когда оно выходит из второго бака, тем самым действуя более эффективно на устранение явления кавитации в любом насосе, присоединенном ниже по течению.According to a fourth embodiment, said first heat exchanger can be integrated into the outlet funnel from the second tank in order to cool more specifically the second rocket fuel when it leaves the second tank, thereby acting more effectively to eliminate the cavitation phenomenon in any pump connected downstream .

Согласно пятому варианту первая система питания может также включать в себя по меньшей мере один второй теплообменник, встроенный во второй бак для того, чтобы обеспечить лучшее охлаждение второго ракетного топлива, выходящего из второго бака. В частности, этот второй теплообменник может быть также встроен в воронку выпуска из второго бака, возможно в ту же воронку, что и первый теплообменник. Кроме того, указанная первая система питания может также включать в себя третий теплообменник, встроенный во второй бак и расположенный выше по течению от второго теплообменника, для того чтобы охлаждать второе ракетное топливо во втором баке и, таким образом, корректировать его постепенное нагревание ввиду поглощения тепла через стенки второго бака, тем самым избегая чрезмерного повышения давления внутри второго бака. В частности, когда температура насыщения второго ракетного топлива во втором баке становится значительно выше температуры насыщения первого ракетного топлива в первой системе питания, эти второй и третий теплообменники могут обеспечить большой объем дополнительного охлаждения без первого ракетного топлива, которое протекает через эти теплообменники, неизбежно переходя в газообразное состояние.According to a fifth embodiment, the first power supply system may also include at least one second heat exchanger integrated in the second tank in order to provide better cooling of the second propellant leaving the second tank. In particular, this second heat exchanger can also be integrated in the outlet funnel from the second tank, possibly in the same funnel as the first heat exchanger. In addition, said first power system may also include a third heat exchanger integrated in the second tank and located upstream of the second heat exchanger in order to cool the second rocket fuel in the second tank and thereby adjust its gradual heating due to heat absorption through the walls of the second tank, thereby avoiding an excessive increase in pressure inside the second tank. In particular, when the saturation temperature of the second rocket fuel in the second tank becomes much higher than the saturation temperature of the first rocket fuel in the first power supply system, these second and third heat exchangers can provide a large amount of additional cooling without the first rocket fuel that flows through these heat exchangers, inevitably passing into gaseous state.

Согласно шестому варианту первая система питания может включать в себя, кроме того, еще один теплообменник, расположенный выше от указанного возвратного ответвления и который может быть соединен с источником тепла, таким, например, как топливная элемент, батарея, или электронную схему, тем самым обеспечивая ее охлаждение.According to a sixth embodiment, the first power supply system may further include another heat exchanger located upstream of said return branch and which may be connected to a heat source, such as, for example, a fuel cell, battery, or electronic circuit, thereby providing its cooling.

Изобретение относится также к способу подачи жидкого ракетного топлива в ракетный двигатель, который включает в себя этапы, на которых: извлекают поток первого жидкого ракетного топлива из первого бака через первую систему питания; отводят часть указанного потока первого жидкого ракетного топлива через ответвление первой системы питания; переводят первое жидкое ракетное топливо, отведенное через указанное ответвление, в газообразное состояние в теплообменнике, встроенном во второй бак, содержащий второе жидкое ракетное топливо при температуре выше температуры насыщения первого жидкого ракетного топлива в ответвлении; и извлекают поток второго жидкого ракетного топлива из второго бака через вторую систему питания. Дополнительно, по меньшей мере часть первого жидкого ракетного топлива, отведенного через указанное ответвление, может быть обратно закачана в газообразном состоянии в первый бак. Первым жидким ракетным топливом может быть жидкий водород, а вторым жидким ракетным топливом - кислород.The invention also relates to a method for supplying liquid rocket fuel to a rocket engine, which includes the steps of: extracting a stream of first liquid rocket fuel from a first tank through a first power system; part of the specified stream of the first liquid rocket fuel is diverted through a branch of the first power system; transferring the first liquid rocket fuel discharged through said branch to a gaseous state in a heat exchanger integrated in the second tank containing the second liquid rocket fuel at a temperature above the saturation temperature of the first liquid rocket fuel in the branch; and extracting the second liquid rocket fuel stream from the second tank through the second power system. Additionally, at least a portion of the first liquid rocket fuel withdrawn through said branch may be pumped back into the first tank in a gaseous state. The first liquid rocket fuel may be liquid hydrogen, and the second liquid rocket fuel may be oxygen.

Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings

Изобретение будет лучше понятно, и его преимущества будут более наглядны из последующего подробного описания изобретения на неограничивающих примерах вариантов его осуществления со ссылками на чертежи.The invention will be better understood, and its advantages will be more apparent from the subsequent detailed description of the invention in non-limiting examples of embodiments with reference to the drawings.

На фиг. 1 показано устройство, включающее в себя ракетный двигатель с системой питания, согласно первому варианту осуществления, схематичное изображение;In FIG. 1 shows a device including a rocket engine with a power system, according to a first embodiment, a schematic representation;

на фиг. 2 - воронка выпуска из топливного бака системы питания на фиг. 1, схематичное изображение;in FIG. 2 is a funnel of the exhaust from the fuel tank of the power system of FIG. 1, a schematic illustration;

на фиг. 3 - устройство, включающее в себя ракетный двигатель с системой питания, согласно второму варианту осуществления, схематичное изображение;in FIG. 3 is a schematic illustration of a device including a rocket engine with a power system according to a second embodiment;

на фиг. 4 - воронка выпуска из топливного бака системы питания на фиг. 3, схематичное изображение;in FIG. 4 is a funnel of the exhaust from the fuel tank of the power system of FIG. 3, a schematic representation;

на фиг. 5 - устройство, включающее в себя ракетный двигатель с системой питания, согласно третьему варианту осуществления, схематичное изображение;in FIG. 5 is a schematic illustration of a device including a rocket engine with a power system according to a third embodiment;

на фиг. 6 - устройство, включающее в себя ракетный двигатель с системой питания, согласно четвертому варианту осуществления, схематичное изображение;in FIG. 6 is a schematic view of a device including a rocket engine with a power system according to a fourth embodiment;

на фиг. 7 - устройство, включающее в себя ракетный двигатель с системой питания, согласно пятому варианту осуществления, схематичное изображение;in FIG. 7 is a schematic illustration of a device including a rocket engine with a power system according to a fifth embodiment;

на фиг. 8 - устройство, включающее в себя ракетный двигатель с системой питания, согласно шестому варианту осуществления, схематичное изображение; иin FIG. 8 is a schematic view of a device including a rocket engine with a power system according to a sixth embodiment; and

на фиг. 9 - устройство, включающее в себя ракетный двигатель с системой питания, согласно седьмому варианту осуществления, схематичное изображение.in FIG. 9 is a schematic illustration of a device including a rocket engine with a power system according to a seventh embodiment.

Варианты осуществления изобретенияEmbodiments of the invention

Устройство 1, которое может быть, например, ступенью ракетоносителя, показано схематически на фиг. 1. Для приведения его в движение это устройство 1 имеет жидкостный ракетный двигатель 2 с системой подачи ракетного топлива, включающей в себя первый бак 3 для первого ракетного топлива, второй бак 4 для второго ракетного топлива, камеру сгорания 5 для сжигания смеси из двух ракетных топлив и для ускорения продуктов сгорания из смеси, первую систему питания 6, соединенную с основанием первого бака 3 и камерой сгорания 5 для подачи в нее первого ракетного топлива, и вторую систему питания 7, соединенную с основанием второго бака 4 и камерой сгорания 5 для подачи в нее второго ракетного топлива. Эти первое и второе ракетные топлива могут быть криогенными ракетными топливами, такими как жидкий водород и жидкий кислород, или они могут быть другими жидкими ракетными топливами, но при любых условиях температура насыщения второго ракетного топлива во втором баке 4 должна быть значительно выше температуры насыщения первого ракетного топлива в первой системе питания 6, расположенной ниже по течению от насоса 8. Каждая система питания 6 и 7 имеет соответствующий насос 8 и 9 для прокачки соответствующего ракетного топлива через каждую систему питания 6 и 7, а также выпускные клапаны 10 и 11 для открытия и закрытия потока ракетного топлива в камеру сгорания 5. В качестве примера, насосы 8 и 9 могут быть электрическими насосами или могут быть турбонасосами.The device 1, which may be, for example, a launch vehicle stage, is shown schematically in FIG. 1. To set it in motion, this device 1 has a liquid rocket engine 2 with a rocket fuel supply system including a first tank 3 for the first rocket fuel, a second tank 4 for the second rocket fuel, a combustion chamber 5 for burning a mixture of two rocket fuels and to accelerate the products of combustion from the mixture, the first power system 6 connected to the base of the first tank 3 and the combustion chamber 5 to supply the first rocket fuel, and the second power system 7 connected to the base of the second tank 4 and the combustion chamber I'm 5 to feed her a second rocket fuel. These first and second rocket fuels can be cryogenic rocket fuels, such as liquid hydrogen and liquid oxygen, or they can be other liquid rocket fuels, but under any conditions the saturation temperature of the second rocket fuel in the second tank 4 should be significantly higher than the saturation temperature of the first rocket fuel in the first power system 6, located downstream of the pump 8. Each power system 6 and 7 has a corresponding pump 8 and 9 for pumping the corresponding rocket fuel through each system mu supply 6 and 7 and exhaust valves 10 and 11 for opening and closing the flow of propellant into the combustion chamber 5. As an example, pumps 8 and 9 may be electric or may be pumps turbine pumps.

Ниже по течению от насоса 8 первая система питания 6 имеет возвратное ответвление 12, которое возвращается к верхней части первого бака 3. Это возвратное ответвление включает в себя клапан 13 и первый теплообменник 14, встроенный во второй бак 4. Кроме того, это ответвление включает в себя также перепускной канал 15, расположенный ниже по течению от клапана 13, имеющий клапан 16 и предназначенный для обхода первого теплообменника 14. Клапаны 13 и 16 могут быть регулируемыми клапанами расхода, тем самым позволяя более точно регулировать изменение расхода топлива, проходящего через ответвление 12 и перепускной канал 15.Downstream of the pump 8, the first power supply system 6 has a return branch 12 which returns to the top of the first tank 3. This return branch includes a valve 13 and a first heat exchanger 14 integrated in the second tank 4. In addition, this branch includes also a bypass channel 15, located downstream of the valve 13, having a valve 16 and designed to bypass the first heat exchanger 14. The valves 13 and 16 can be adjustable flow valves, thereby allowing more precise control of the change in flow yes fuel passing through the branch 12 and the bypass channel 15.

Теплообменник 14 расположен рядом с местом соединения второго бака 4 и второй системы питания 7. Более конкретно, как показано на фиг. 2, теплообменник 14 встроен в воронку 30 выпуска из второго бака 4, направленную во вторую систему питания 7, для того чтобы способствовать передаче тепла от потока второго ракетного топлива, выходящего из второго бака 4, к потоку первого ракетного топлива, протекающего через теплообменник.The heat exchanger 14 is located near the junction of the second tank 4 and the second power system 7. More specifically, as shown in FIG. 2, the heat exchanger 14 is integrated in the outlet funnel 30 from the second tank 4, directed to the second power supply system 7, in order to facilitate the transfer of heat from the stream of the second rocket fuel leaving the second tank 4 to the stream of the first rocket fuel flowing through the heat exchanger.

Расположенная ниже по течению от насоса 9 (см. фиг. 1) вторая система питания 7 также включает в себя возвратное ответвление 40, которое возвращается к верхней части второго бака 4 и проходит через другой теплообменник 41, расположенный вокруг камеры сгорания 5, чтобы нагреваться от ее тепла. Расположенное выше по течению от теплообменника 41 это ответвление 40 также включает в себя клапан 42, который может быть регулируемым клапаном расхода, что позволяет более точно регулировать расход топлива через ответвление 40.Located downstream of pump 9 (see FIG. 1), the second power supply system 7 also includes a return branch 40 that returns to the top of the second tank 4 and passes through another heat exchanger 41 located around the combustion chamber 5 to heat from her heat. Located upstream of the heat exchanger 41, this branch 40 also includes a valve 42, which may be an adjustable flow valve, which allows more accurate control of fuel flow through the branch 40.

В рабочем состоянии, когда оба насоса 8 и 9 перекачивают два ракетных топлива из соответствующих баков 3 и 4 и через соответствующие системы питания 6 и 7 в камеру сгорания 5, часть потока первого ракетного топлива отводится из первой системы питания 6 через ответвление 12.In working condition, when both pumps 8 and 9 pump two rocket fuels from the respective tanks 3 and 4 and through the corresponding power systems 6 and 7 to the combustion chamber 5, part of the flow of the first rocket fuel is diverted from the first power system 6 through branch 12.

Отводимый поток регулируется клапаном 13, который может управляться контрольным устройством (не показано) в виде функции разных физических характеристик, регистрируемых датчиками (не показаны), такими как, например, датчики давления и температуры, в двух баках 3 и 4.The diverted flow is controlled by a valve 13, which can be controlled by a control device (not shown) as a function of various physical characteristics recorded by sensors (not shown), such as, for example, pressure and temperature sensors, in two tanks 3 and 4.

Часть этого отводимого потока проходит через теплообменник 14, где он нагревается вторым ракетным топливом, тем самым способствуя переходу его в газообразное состояние. Другая часть этого отводимого потока, регулируемая клапаном 16, при этом обходит теплообменник 14 по перепускному каналу 15 и затем возвращается к оставшейся части отводимого потока, расположенного ниже по течению от теплообменника 14. Клапан 16 перепускного канала 15, управляемый контрольным устройством в качестве функции характеристик от датчиков, способствует, таким образом, регулированию температуры отводимого потока первого ракетного топлива до того, как он будет обратно закачан в первый бак 3, способствуя, в частности, предотвращению его обратной закачки при слишком высокой температуре. Обратная закачка этого отведенного потока в газообразном состоянии, тем не менее, способствует заполнению объема, оставшегося пустым от первого ракетного топлива, питающего камеру сгорания 5, тем самым поддерживая давление внутри первого бака 3.Part of this diverted stream passes through a heat exchanger 14, where it is heated by a second rocket fuel, thereby contributing to its transition to a gaseous state. Another part of this diverted flow, controlled by valve 16, bypasses the heat exchanger 14 through the bypass channel 15 and then returns to the remaining part of the diverted stream located downstream of the heat exchanger 14. The valve 16 of the bypass channel 15, controlled by the control device as a function of sensors, thus contributing to the regulation of the temperature of the exhaust flow of the first rocket fuel before it is pumped back into the first tank 3, contributing, in particular, to preventing its About re-injection at too high a temperature. Re-injection of this diverted stream in a gaseous state, however, helps to fill the volume left empty from the first rocket fuel supplying the combustion chamber 5, thereby maintaining the pressure inside the first tank 3.

Одновременно передача тепла в теплообменнике 14 охлаждает поток второго ракетного топлива, извлеченного из второго бака 4 через воронку 30. Таким образом, поток второго ракетного топлива, который достигает насоса 9, значительно охлаждается, тем самым способствуя снижению явления кавитации в насосе 9. Это охлаждение второго ракетного топлива, извлеченного из второго бака 4, обеспечивает поэтому больший предел температурных колебаний второго ракетного топлива во втором баке 4.At the same time, heat transfer in the heat exchanger 14 cools the flow of the second rocket fuel extracted from the second tank 4 through the funnel 30. Thus, the flow of the second rocket fuel, which reaches the pump 9, cools significantly, thereby reducing the cavitation phenomenon in the pump 9. This is the cooling of the second rocket fuel extracted from the second tank 4, therefore provides a greater limit of temperature fluctuations of the second rocket fuel in the second tank 4.

Таким образом, в качестве примера, для ракетного двигателя 2, питаемого жидким водородом и жидким кислородом и развивающим тягу F в 2 килоньютона (кН), переход в газообразное состояние в теплообменнике 14 отведенного потока жидкого водорода QLH2 для повышения давления в первом баке 3 поглощает тепловую мощность PV порядка 1 киловатта (квт). Расход жидкого кислорода QLOX, взятого из второго бака 4 через воронку 30 для подачи в камеру сгорания, равен порядка 0,4 килограмм в секунду (кг/с), поэтому его температура TLOX понижается примерно на 1,5 кельвина (K), что соответствует падению в его давлении насыщения PLOX, sat, находящегося на уровне 30 килопаскалей (кПа), до 40 кПа.Thus, as an example, for a rocket engine 2 fed with liquid hydrogen and liquid oxygen and developing a thrust F of 2 kilonewtons (kN), the transition to the gaseous state in the heat exchanger 14 of the allocated liquid hydrogen stream Q LH2 absorbs the pressure in the first tank 3 to increase the pressure thermal power P V of the order of 1 kilowatt (kW). The flow rate of liquid oxygen Q LOX taken from the second tank 4 through a funnel 30 for feeding into the combustion chamber is equal to about 0.4 kilograms per second (kg / s), therefore, its temperature T LOX decreases by about 1.5 kelvin (K), which corresponds to a drop in its saturation pressure P LOX, sat , at the level of 30 kilopascals (kPa), up to 40 kPa.

Одновременно часть потока второго ракетного топлива, извлеченного из второго бака 4 через воронку 30 и вторую систему питания 7, отводится через ответвление 40 и нагревается в теплообменнике 41 тепловым излучением от камеры сгорания 5 для того, чтобы перейти в газообразное состояние, прежде чем оно будет закачано во второй бак 4 для поддержания в нем внутреннего давления. Этот расход топлива регулируется с помощью клапана 42, который также может управляться вышеуказанным контрольным устройством как функцией физических характеристик, регистрируемых датчиками, такими как, например, датчики давления и температуры в двух баках 3 и 4.At the same time, part of the flow of the second rocket fuel, extracted from the second tank 4 through the funnel 30 and the second power supply system 7, is discharged through the branch 40 and is heated in the heat exchanger 41 by heat radiation from the combustion chamber 5 in order to go into a gaseous state before it is pumped into the second tank 4 to maintain internal pressure therein. This fuel consumption is controlled by valve 42, which can also be controlled by the above monitoring device as a function of the physical characteristics recorded by sensors, such as, for example, pressure and temperature sensors in two tanks 3 and 4.

Устройство 1 согласно второму варианту осуществления показано на фиг. 3. Система питания для ракетного двигателя 2 данного устройства 1 отличается от системы согласно первому варианту осуществления тем, что она включает в себя второй теплообменник 17 в первой системе питания 6. Другие элементы этого устройства 1, по существу, эквивалентны элементам согласно первому варианту осуществления и имеют такие же ссылочные обозначения. Второй теплообменник 17 представляет собой часть сегмента первой системы питания 6, которая в итоге проходит в камеру сгорания 5. Как показано на фиг. 4, он также расположен рядом с местом соединения второго бака 4 со второй системой питания 7 и, более конкретно, он встроен в воронку 30 выпуска из второго бака 4 во вторую систему питания 7 подобно первому теплообменнику 14 для того, чтобы обеспечить передачу тепла от потока второго ракетного топлива, выходящего из второго бака 4, к потоку первого ракетного топлива, протекающему через второй теплообменник 17.The device 1 according to the second embodiment is shown in FIG. 3. The power system for the rocket engine 2 of this device 1 is different from the system according to the first embodiment in that it includes a second heat exchanger 17 in the first power system 6. Other elements of this device 1 are essentially equivalent to the elements according to the first embodiment and have the same reference designations. The second heat exchanger 17 is part of a segment of the first power system 6, which ultimately passes into the combustion chamber 5. As shown in FIG. 4, it is also located adjacent to the junction of the second tank 4 with the second power supply system 7 and, more specifically, it is integrated in the outlet funnel 30 from the second tank 4 into the second power supply system 7 like the first heat exchanger 14 in order to ensure heat transfer from the stream second rocket fuel exiting the second tank 4, to the flow of the first rocket fuel flowing through the second heat exchanger 17.

Во время работы поток первого ракетного топлива, отведенного через ответвление 15, способствует повышению давления в первом баке таким же образом, как и в первом варианте осуществления. Тем не менее, одновременно поток первого ракетного топлива, который не отводится через ответвление 15, но продолжает протекать по первой системе питания 6 в камеру сгорания 5, тоже способствует охлаждению второго ракетного топлива посредством передачи тепла во второй теплообменник 17. Это дополнительное охлаждение увеличивает преимущества охлаждения второго ракетного топлива посредством первого теплообменника 14.During operation, the flow of the first propellant discharged through branch 15 helps to increase the pressure in the first tank in the same manner as in the first embodiment. However, at the same time, the flow of the first rocket fuel, which is not diverted through branch 15, but continues to flow through the first power supply system 6 to the combustion chamber 5, also helps to cool the second rocket fuel by transferring heat to the second heat exchanger 17. This additional cooling increases the benefits of cooling second rocket fuel through the first heat exchanger 14.

Устройство 1 согласно третьему варианту осуществления показано на фиг. 5. Система питания ракетного двигателя 2 в этом другом устройстве 1 отличается от системы питания согласно второму варианту тем, что она включает в себя третий теплообменник 18, расположенный непосредственно выше по течению от второго теплообменника 17 в первой системе питания 6. Другие элементы этого устройства 1, по существу, эквивалентны элементам согласно второму варианту осуществления, и они имеют такие же ссылочные обозначения.The device 1 according to the third embodiment is shown in FIG. 5. The power supply system of the rocket engine 2 in this other device 1 differs from the power supply system according to the second embodiment in that it includes a third heat exchanger 18 located directly upstream from the second heat exchanger 17 in the first power supply system 6. Other elements of this device 1 are essentially equivalent to the elements according to the second embodiment, and they have the same reference signs.

Подобно первому и второму теплообменникам 14 и 17, этот третий теплообменник 18 тоже встроен во второй бак 4. Однако, в отличие от других теплообменников 14 и 17, он встроен не в воронку 30, а выше ее, чтобы обеспечить лучшее охлаждение второго ракетного топлива внутри второго бака 4 и лучшую корректировку его нагревания ввиду поглощения тепла через стенки второго бака 4.Like the first and second heat exchangers 14 and 17, this third heat exchanger 18 is also integrated in the second tank 4. However, unlike other heat exchangers 14 and 17, it is not built into the funnel 30, but above it to provide better cooling of the second rocket fuel inside the second tank 4 and the best adjustment of its heating due to heat absorption through the walls of the second tank 4.

Устройство 1 согласно четвертому варианту осуществления показано на фиг. 6. Это другое устройство 1 отличается от устройства согласно первому варианту осуществления тем, что оно тоже имеет топливную батарею 19, которая соединена с баками 3 и 4 через соответствующие системы питания 20 и 21, снабженные микронасосами 22 и 23. Таким образом, системы питания 20 и 21 служат для питания топливной батареи 19 частью ракетного топлива, содержащегося в баках 3 и 4, чтобы вырабатывать электричество для обеспечения электроэнергией оборудования на борту устройства 1. Так как химическая реакция ракетного топлива в топливной батарее 19 обычно тоже производит тепло, которое может помешать ее работе, если оно не будет правильно удаляться, топливная батарея 19 тоже снабжена системой охлаждения 24 с устройством принудительного течения 25. Из-за наличия внутреннего давления в баках 3 и 4 микронасосы 22 и 23 могут быть, тем не менее, по возможности заменены на регулируемые клапаны расхода, и это возможно, когда внутреннее давление в баках 3 и 4 является достаточным для обеспечения потока ракетного топлива в топливную батарею 19.The device 1 according to the fourth embodiment is shown in FIG. 6. This other device 1 differs from the device according to the first embodiment in that it also has a fuel battery 19, which is connected to the tanks 3 and 4 through respective power systems 20 and 21, equipped with micropumps 22 and 23. Thus, the power system 20 and 21 serve to power the fuel battery 19 with part of the rocket fuel contained in the tanks 3 and 4, to generate electricity to provide electrical power to the equipment on board the device 1. Since the chemical reaction of rocket fuel in the fuel battery 19 it also produces heat, which can interfere with its operation, if it is not removed correctly, the fuel battery 19 is also equipped with a cooling system 24 with a forced flow device 25. Due to the presence of internal pressure in tanks 3 and 4, micropumps 22 and 23 can be nevertheless, if possible, replaced by adjustable flow valves, and this is possible when the internal pressure in tanks 3 and 4 is sufficient to ensure the flow of rocket fuel into the fuel battery 19.

Система охлаждения 24 содержит охлаждающую жидкость, например, такую как гелий, и устройство принудительного течения 25 вынуждает эту жидкость течь, чтобы передавать тепло из топливной батареи 19 в теплообменник 26. Однако, в качестве альтернативы, может быть обеспечено другое средство для протекания охлаждающей жидкости в системе 24, например, такое как термосифон. Этот другой теплообменник 26 встроен в первую систему питания 6 ракетного двигателя 2 таким образом, чтобы передавать это тепло первому ракетному топливу. В показанном варианте осуществления этот другой теплообменник 26 встроен в буферный бак 27, расположенный выше по течению от ответвления 12, с объемом первого ракетного топлива, которое содержится в этом буферном баке 27, с большой способностью поглощения тепла, даже когда поток первого ракетного топлива в системе 6 прекращается. Объем Vt, равный 30 литрам (L) жидкого водорода, в буферном баке 27 может, таким образом, поглощать тепловую мощность Pc, равную 100 ватт (W), за один час с повышением температуры ΔT жидкого водорода только на 17K. Тем не менее, возможно выполнение другого расположения теплообменника 26 в первой системе питания 6. Другие элементы этого устройства 1, по существу, эквивалентны элементам согласно первому варианту осуществления, и они имеют такие же ссылочные обозначения.The cooling system 24 contains a cooling fluid, such as, for example, helium, and a forced-flow device 25 causes this fluid to flow in order to transfer heat from the fuel battery 19 to the heat exchanger 26. However, alternatively, other means can be provided for the cooling fluid to flow into system 24, for example, such as a thermosiphon. This other heat exchanger 26 is integrated in the first power supply system 6 of the rocket engine 2 in such a way as to transfer this heat to the first rocket fuel. In the shown embodiment, this other heat exchanger 26 is integrated in the buffer tank 27 located upstream of the branch 12, with the volume of the first rocket fuel contained in this buffer tank 27, with great heat absorption capacity, even when the flow of the first rocket fuel in the system 6 stops. A volume V t of 30 liters (L) of liquid hydrogen in the buffer tank 27 can thus absorb a thermal power P c of 100 watts (W) in one hour with an increase in temperature ΔT of liquid hydrogen of only 17K. However, it is possible to perform a different arrangement of the heat exchanger 26 in the first power system 6. Other elements of this device 1 are essentially equivalent to the elements according to the first embodiment, and they have the same reference signs.

В этих четырех вариантах осуществления, несмотря на то, что топливо поступает в камеру сгорания с помощью насосов, можно также использовать альтернативные методы, такие, например, как повышение давления топливного бака.In these four embodiments, although the fuel enters the combustion chamber by means of pumps, alternative methods, such as, for example, increasing the pressure of the fuel tank, can also be used.

Таким образом, согласно пятому варианту осуществления, показанному на фиг. 7 и аналогичному первому варианту осуществления, насосы заменены на бак 31 со сжатым газом, например гелием, который соединен с топливными баками 3 и 4 через соответствующие клапаны 33 и 34. Поэтому во время работы давление гелия в баке 31 сжатого газа заставляет течь топливо через их соответствующие системы питания 6 и 7 в камеру сгорания 5. Для того чтобы обеспечить обратную закачку водорода, отведенного через ответвление 12, в газообразном состоянии в верхнюю часть первого бака 3, ответвление 12 включает в себя устройство принудительного течения 35, расположенное выше по течению от теплообменника 14 и от перепускного канала 15. В этом варианте осуществления, поскольку вторая система питания 7 не включает в себя насос, расположенный ниже по течению от второго бака 4, предотвращение кавитации уже не является приоритетной задачей в отличие от регулирования нагревания второго ракетного топлива во втором баке 4. Следовательно, в этом варианте осуществления теплообменник 14 не подходит для расположения в воронке выпуска из второго бака 4, но он может быть расположен ближе к центру во втором баке 4, чтобы быть более эффективным при охлаждении объема второго ракетного топлива, которое содержится во втором баке. Другие элементы этого устройства 1, по существу, эквивалентны элементам согласно первому варианту осуществления, и они имеют такие же ссылочные обозначения, даже если согласно этому варианту осуществления вторая система питания 7 не включает в себя возвратное ответвление, направленное к верхней части второго бака 4.Thus, according to the fifth embodiment shown in FIG. 7 and a similar first embodiment, the pumps are replaced with a tank 31 with compressed gas, for example helium, which is connected to the fuel tanks 3 and 4 through the corresponding valves 33 and 34. Therefore, during operation, the pressure of helium in the tank 31 of the compressed gas causes fuel to flow through them respective supply systems 6 and 7 to the combustion chamber 5. In order to provide a reverse injection of hydrogen discharged through the branch 12 in a gaseous state to the upper part of the first tank 3, the branch 12 includes a forced flow device 3 5, located upstream from the heat exchanger 14 and from the bypass channel 15. In this embodiment, since the second power system 7 does not include a pump located downstream from the second tank 4, preventing cavitation is no longer a priority, unlike regulating the heating of the second rocket fuel in the second tank 4. Therefore, in this embodiment, the heat exchanger 14 is not suitable for placement in the funnel of the outlet from the second tank 4, but it can be located closer to the center in the second b ke 4 to be more effective at cooling the volume of the second propellant that is contained in the second tank. The other elements of this device 1 are essentially equivalent to the elements according to the first embodiment, and they have the same reference signs, even if according to this embodiment, the second power supply system 7 does not include a return branch directed to the upper part of the second tank 4.

Согласно шестому варианту осуществления, показанному на фиг. 8 и, по существу, аналогичному второму варианту осуществления, насосы второго варианта осуществления тоже заменены баком 31 со сжатым газом, например гелием, который соединен с топливными баками 3 и 4 через соответствующие клапаны 33 и 34. Аналогично пятому варианту осуществления устройство принудительного течения 35, расположенное выше по течению от теплообменника 14 и перепускного канала 15, обеспечивает обратный поток первого ракетного топлива через ответвление 12 к первому баку 3. Теплообменники 14 и 17 тоже могут быть расположены внутри второго бака 4, а не в воронке выпуска. Другие элементы этого устройства 1, по существу, эквивалентны элементам согласно второму варианту осуществления, и они имеют такие же ссылочные обозначения, даже если согласно этому варианту осуществления вторая система питания 7 не включает в себя возвратное ответвление, направленное к верхней части второго бака 4.According to a sixth embodiment shown in FIG. 8 and essentially similar to the second embodiment, the pumps of the second embodiment are also replaced by a compressed gas tank 31, for example helium, which is connected to the fuel tanks 3 and 4 through the corresponding valves 33 and 34. Similar to the fifth embodiment, the forced flow device 35, located upstream of the heat exchanger 14 and the bypass channel 15, provides a reverse flow of the first rocket fuel through the branch 12 to the first tank 3. Heat exchangers 14 and 17 can also be located inside the second 4 of the tank, rather than release the funnel. The other elements of this device 1 are essentially equivalent to the elements according to the second embodiment, and they have the same reference signs, even if according to this embodiment, the second power supply system 7 does not include a return branch directed to the upper part of the second tank 4.

Согласно седьмому варианту осуществления, показанному на фиг. 9 и, по существу, аналогичному четвертому варианту осуществления, насосы этого второго варианта осуществления тоже заменены баком 31 со сжатым газом, например гелием, который соединен с топливными баками 3 и 4 через соответствующие клапаны 33 и 34. Создание повышенного давления топлива в баках 3 и 4 тоже позволяет исключить микронасосы для подачи топлива в топливную батарею 19, и в этом варианте осуществления эта подача регулируется регулируемыми клапанами расхода 36 и 37 в системах питания 20 и 21. Аналогично пятому и шестому вариантам осуществления устройство принудительного течения 35, расположенное выше по течению от теплообменника 14 и перепускного канала 15, обеспечивает обратное течение первого ракетного топлива через ответвление 12 к первому баку 3. Теплообменник 14 тоже может быть расположен внутри второго бака 4, а не в воронке выпуска. Другие элементы этого устройства 1, по существу, эквивалентны элементам согласно четвертому варианту осуществления, и они имеют такие же ссылочные обозначения, даже хотя согласно этому варианту осуществления вторая система питания 7 не включает в себя возвратное ответвление к верхней части второго бака 4.According to a seventh embodiment shown in FIG. 9 and essentially similar to the fourth embodiment, the pumps of this second embodiment are also replaced by a tank 31 with compressed gas, for example helium, which is connected to the fuel tanks 3 and 4 through the corresponding valves 33 and 34. Creating increased fuel pressure in the tanks 3 and 4 also eliminates the need for micropumps to supply fuel to the fuel battery 19, and in this embodiment, this flow is controlled by adjustable flow valves 36 and 37 in the power systems 20 and 21. Similarly to the fifth and sixth embodiments I have a forced flow device 35, located upstream of the heat exchanger 14 and the bypass channel 15, provides a reverse flow of the first rocket fuel through the branch 12 to the first tank 3. The heat exchanger 14 can also be located inside the second tank 4, and not in the outlet funnel. The other elements of this device 1 are essentially equivalent to the elements according to the fourth embodiment, and they have the same reference signs, even though according to this embodiment, the second power system 7 does not include a return branch to the top of the second tank 4.

Несмотря на то, что изобретение раскрыто выше со ссылками на конкретные варианты осуществления, понятно, что разные модификации и изменения могут быть применены к этим вариантам осуществления в пределах общего объема изобретения, определяемого формулой изобретения. Кроме того, отдельные особенности разных вариантов осуществления могут быть объединены в дополнительных вариантах осуществления. Так, например, согласно седьмому варианту осуществления устройство может включать в себя ответвление для обратной закачки второго ракетного топлива в газообразном состоянии во второй бак, как в первых четырех вариантах осуществления, используя устройство принудительного течения для этого второго ракетного топлива в газообразном состоянии. Следовательно, описание и чертежи должны рассматриваться скорее как иллюстративные, чем ограничивающие.Although the invention has been disclosed above with reference to specific embodiments, it is understood that various modifications and changes can be applied to these embodiments within the general scope of the invention as defined by the claims. In addition, certain features of various embodiments may be combined in further embodiments. So, for example, according to a seventh embodiment, a device may include a branch for re-injecting a second rocket fuel in a gaseous state into a second tank, as in the first four embodiments, using a forced flow device for this second rocket fuel in a gaseous state. Therefore, the description and drawings are to be regarded as illustrative rather than restrictive.

Claims (23)

1. Система подачи ракетного топлива в ракетный двигатель (2), включающая в себя:1. A system for supplying rocket fuel to a rocket engine (2), including: - первый бак (3);- first tank (3); - второй бак (4);- second tank (4); - первую систему питания (6), соединенную с первым баком (3) для подачи первого жидкого ракетного топлива в ракетный двигатель (2) и содержащую ответвление (12), расположенное ниже по течению от указанного первого бака (3) и проходящее через первый теплообменник (14), встроенный во второй бак (4); и- the first power system (6) connected to the first tank (3) for supplying the first liquid rocket fuel to the rocket engine (2) and containing a branch (12) located downstream of the first tank (3) and passing through the first heat exchanger (14) integrated in the second tank (4); and - вторую систему питания (7), соединенную со вторым баком (4) для подачи второго жидкого ракетного топлива в ракетный двигатель (2), имеющего предел насыщения значительно выше первого жидкого ракетного топлива,- a second power system (7) connected to a second tank (4) for supplying a second liquid rocket fuel to a rocket engine (2) having a saturation limit well above the first liquid rocket fuel, отличающаяся тем, что указанное ответвление (12) соединено также с указанным первым баком (3), расположенным ниже по течению от первого теплообменника (14).characterized in that said branch (12) is also connected to said first tank (3) located downstream of the first heat exchanger (14). 2. Система подачи по п. 1, отличающаяся тем, что вторая система питания (7) включает в себя насос (9).2. The supply system according to claim 1, characterized in that the second power system (7) includes a pump (9). 3. Система подачи по п. 1, отличающаяся тем, что указанное ответвление (12) дополнительно включает в себя перепускной канал (15), который обходит указанный первый теплообменник (14).3. The supply system according to claim 1, characterized in that said branch (12) further includes a bypass channel (15), which bypasses said first heat exchanger (14). 4. Система подачи по п. 1, отличающаяся тем, что указанная система питания (6) включает в себя насос (8), расположенный выше по течению от указанного ответвления (12).4. The supply system according to claim 1, characterized in that said power system (6) includes a pump (8) located upstream of said branch (12). 5. Система подачи по п. 1, отличающаяся тем, что указанное ответвление (12) включает в себя устройство принудительного течения (35).5. The feed system according to claim 1, characterized in that said branch (12) includes a forced flow device (35). 6. Система подачи по п. 1, отличающаяся тем, что указанный первый теплообменник (14) встроен в воронку (30) выпуска из второго бака (4).6. The supply system according to claim 1, characterized in that said first heat exchanger (14) is integrated in a funnel (30) of release from the second tank (4). 7. Система подачи по п. 1, отличающаяся тем, что первая система питания (6) дополнительно включает в себя по меньшей мере один второй теплообменник (17), встроенный во второй бак (4).7. The supply system according to claim 1, characterized in that the first power system (6) further includes at least one second heat exchanger (17) integrated in the second tank (4). 8. Система подачи по п. 7, отличающаяся тем, что указанный второй теплообменник (17) встроен в воронку (30) выпуска из второго бака (4).8. The supply system according to claim 7, characterized in that said second heat exchanger (17) is integrated in a funnel (30) of release from the second tank (4). 9. Система подачи по п. 8, отличающаяся тем, что указанная первая система питания дополнительно включает в себя третий теплообменник (18), встроенный во второй бак (4) и расположенный выше по течению от второго теплообменника (17).9. The supply system according to claim 8, characterized in that said first power system further includes a third heat exchanger (18) integrated in the second tank (4) and located upstream of the second heat exchanger (17). 10. Система подачи по п. 1, отличающаяся тем, что первая система питания (6) дополнительно включает в себя другой теплообменник (26), расположенный выше по течению от возвратного ответвления (12) и подходящий для соединения с источником тепла (19).10. The supply system according to claim 1, characterized in that the first power system (6) further includes another heat exchanger (26) located upstream of the return branch (12) and suitable for connection to a heat source (19). 11. Система подачи по п. 10, отличающаяся тем, что указанная первая система питания (6) дополнительно включает в себя буферный бак (27), указанный другой теплообменник (26) встроен в указанный буферный бак (27).11. The supply system according to claim 10, characterized in that said first power system (6) further includes a buffer tank (27), said other heat exchanger (26) is integrated in said buffer tank (27). 12. Способ подачи жидкого ракетного топлива в ракетный двигатель (2), включающий в себя этапы, на которых:12. A method for supplying liquid rocket fuel to a rocket engine (2), comprising the steps of: - извлекают поток первого жидкого ракетного топлива из первого бака (3) через первую систему питания (6);- remove the flow of the first liquid rocket fuel from the first tank (3) through the first power system (6); - отводят часть указанного потока первого жидкого ракетного топлива через ответвление (12) первой системы питания (6);- divert part of the specified flow of the first liquid rocket fuel through the branch (12) of the first power system (6); - переводят первое жидкое ракетное топливо, отведенное через указанное ответвление (12), в газообразное состояние в теплообменнике (14), встроенном во второй бак (4), содержащий второе жидкое ракетное топливо при температуре выше температуры насыщения первого жидкого ракетного топлива в ответвлении (12); и- convert the first liquid rocket fuel discharged through the specified branch (12) to a gaseous state in the heat exchanger (14) integrated in the second tank (4) containing the second liquid rocket fuel at a temperature above the saturation temperature of the first liquid rocket fuel in the branch (12) ); and - извлекают поток второго жидкого ракетного топлива из второго бака (4) через вторую систему питания (7).- remove the flow of the second liquid rocket fuel from the second tank (4) through the second power system (7). 13. Способ подачи по п. 12, в котором по меньшей мере часть первого жидкого ракетного топлива, отведенного через указанное ответвление (12), обратно закачивают в газообразном состоянии в первый бак (3).13. The supply method according to claim 12, in which at least a portion of the first liquid rocket fuel discharged through said branch (12) is pumped back into the first tank (3) in a gaseous state. 14. Способ подачи по п. 12, в котором первое жидкое ракетное топливо представляет собой жидкий водород и второе жидкое ракетное топливо - жидкий кислород.14. The supply method of claim 12, wherein the first liquid rocket fuel is liquid hydrogen and the second liquid rocket fuel is liquid oxygen.
RU2015133532A 2013-01-11 2014-01-08 System and method for feeding fuel to rocket engine RU2641802C2 (en)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1350240A FR3000996B1 (en) 2013-01-11 2013-01-11 SYSTEM AND METHOD FOR FEEDING A ROCKER ENGINE
FR1350240 2013-01-11
PCT/FR2014/050024 WO2014108635A1 (en) 2013-01-11 2014-01-08 System and method for supplying a rocket engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015133532A RU2015133532A (en) 2017-02-16
RU2641802C2 true RU2641802C2 (en) 2018-01-22

Family

ID=48044858

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015133532A RU2641802C2 (en) 2013-01-11 2014-01-08 System and method for feeding fuel to rocket engine

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20150354503A1 (en)
EP (1) EP2943676B1 (en)
JP (1) JP6254613B2 (en)
FR (1) FR3000996B1 (en)
RU (1) RU2641802C2 (en)
WO (1) WO2014108635A1 (en)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101766342B1 (en) * 2015-12-30 2017-08-08 한국항공대학교산학협력단 Self-pressurizing variable thrust rocket engine using sleeve pintle
JP6627983B2 (en) * 2016-09-14 2020-01-08 株式会社Ihi Electric assist liquid fuel rocket propulsion system
FR3059092B1 (en) * 2016-11-18 2018-12-14 Safran Aircraft Engines PYROTECHNIC DEVICE
CN106762226B (en) * 2016-12-01 2018-05-22 中国运载火箭技术研究院 Active control method for evaporation capacity of low-temperature propellant for long-term on-orbit storage
FR3068082B1 (en) * 2017-06-22 2019-08-09 Airbus Safran Launchers Sas IMPROVED TANK FOR SPACE ENGINE ENGINE
FR3070442B1 (en) * 2017-08-29 2019-09-06 Arianegroup Sas METHOD FOR CONTROLLING THE THRUST OF A ROCKER MOTOR, COMPUTER PROGRAM AND RECORDING MEDIUM FOR CARRYING OUT SAID METHOD, SPEED MOTOR CONTROL DEVICE, AND ROCKER MOTOR COMPRISING SAID CONTROL DEVICE
US11338943B2 (en) * 2018-10-05 2022-05-24 The Boeing Company Concurrent rocket engine pre-conditioning and tank loading
CN109281774B (en) * 2018-12-03 2019-12-06 上海空间推进研究所 Electric pump pressure type liquid oxygen methane space propulsion system
CN109736971B (en) * 2018-12-13 2021-05-04 西安航天动力研究所 Electric pump pressure type liquid rocket engine
CN111980826B (en) * 2019-05-21 2024-10-29 哈尔滨工业大学 A pump-type delivery device driven by a hydrogen fuel cell for a rocket
DE102019123057A1 (en) 2019-08-28 2021-03-04 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Propulsion system for a spacecraft and method for operating a spacecraft
US11905914B2 (en) * 2022-02-11 2024-02-20 Rtx Corporation Liquid hydrogen-liquid oxygen fueled powerplant
CN114607527B (en) * 2022-03-23 2023-09-05 北京航天雷特机电工程有限公司 Temperature control conveying system for propellant of space engine
WO2023213420A1 (en) * 2022-05-02 2023-11-09 Deltaorbit Gmbh A propulsion system for a spacecraft and method for pressure feeding
CN115807719B (en) * 2022-12-09 2024-06-04 西安交通大学 Low-temperature propellant storage tank on-orbit exhaust and liquid discharge cooperative system and method
CN116733635B (en) * 2023-08-11 2024-03-19 东方空间(江苏)航天动力有限公司 Rocket propellant supply system and rocket

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3570249A (en) * 1968-08-24 1971-03-16 Messerschmitt Boelkow Blohm Method of operating a rocket combustion chamber and combustion chamber system for performing the method
FR2640322A1 (en) * 1988-12-09 1990-06-15 Europ Propulsion ROCKET OR COMBINED MOTOR FOR A SPATIAL VEHICLE WITH ESSENTIALLY CLOSED AUXILIARY HYDRAULIC CIRCUIT
RU2095607C1 (en) * 1995-07-19 1997-11-10 Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева Cryogenic propellant rocket engine
RU2202703C2 (en) * 2001-04-26 2003-04-20 Бахмутов Аркадий Алексеевич Liquid-propellant rocket engine with turbopump delivery of cryogenic propellant
RU2423298C1 (en) * 2010-03-17 2011-07-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Rocket pod engine plant
RU2447313C1 (en) * 2011-01-18 2012-04-10 Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Restartable liquid-propellant engine (versions)

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2940518A (en) * 1955-07-26 1960-06-14 Boeing Co Means and method for minimizing pressure drop in an expulsive gas during expulsion of a liquid propellant
US3143855A (en) * 1959-06-30 1964-08-11 United Aircraft Corp Pressure fed propellant system for storable liquid rocket
US5099645A (en) * 1990-06-21 1992-03-31 General Dynamics Corporation, Space Systems Division Liquid-solid propulsion system and method
FR2822193B1 (en) * 2001-03-16 2003-06-27 Snecma Moteurs LOW-PUSH CRYOTECHNIC PROPULSION MODULE
FR2825135A1 (en) * 2001-05-22 2002-11-29 Lockheed Corp ON-BOARD GAS STORAGE AND GAS SUPPLY SYSTEM
JP3870252B2 (en) * 2001-07-19 2007-01-17 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 Cavitation suppression pump system
FR2877403B1 (en) * 2004-11-02 2009-10-16 Eads Space Transportation Sa DEVICE FOR SUPPLYING A FUEL ENGINE WITH FUEL AND FUEL
US7784269B1 (en) * 2006-08-25 2010-08-31 Xcor Aerospace System and method for cooling rocket engines

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3570249A (en) * 1968-08-24 1971-03-16 Messerschmitt Boelkow Blohm Method of operating a rocket combustion chamber and combustion chamber system for performing the method
FR2640322A1 (en) * 1988-12-09 1990-06-15 Europ Propulsion ROCKET OR COMBINED MOTOR FOR A SPATIAL VEHICLE WITH ESSENTIALLY CLOSED AUXILIARY HYDRAULIC CIRCUIT
RU2095607C1 (en) * 1995-07-19 1997-11-10 Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева Cryogenic propellant rocket engine
RU2202703C2 (en) * 2001-04-26 2003-04-20 Бахмутов Аркадий Алексеевич Liquid-propellant rocket engine with turbopump delivery of cryogenic propellant
RU2423298C1 (en) * 2010-03-17 2011-07-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Rocket pod engine plant
RU2447313C1 (en) * 2011-01-18 2012-04-10 Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Restartable liquid-propellant engine (versions)

Also Published As

Publication number Publication date
FR3000996B1 (en) 2016-06-17
JP2016510378A (en) 2016-04-07
US20150354503A1 (en) 2015-12-10
JP6254613B2 (en) 2017-12-27
EP2943676A1 (en) 2015-11-18
RU2015133532A (en) 2017-02-16
EP2943676B1 (en) 2019-01-02
WO2014108635A1 (en) 2014-07-17
FR3000996A1 (en) 2014-07-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2641802C2 (en) System and method for feeding fuel to rocket engine
RU2647353C2 (en) Propellant feed circuit and cooling method
US11273925B1 (en) Thermal management system and method for cooling a hybrid electric aircraft propulsion system
RU2603303C2 (en) Jet propulsion device and fuel supply method
EP1154136B1 (en) Method and apparatus to cool the cooling air for turbine engines
EP2439141A2 (en) System and method for scavenging ullage from center wing tanks in an airplane
JP6323877B2 (en) Propulsion assembly for rocket
KR101946943B1 (en) Preheating and cooling system for nuclear reactor and nuclear power plant having the same
JP6308567B2 (en) Method and apparatus for supplying rocket engine
US10371098B2 (en) Device for pressurizing a propellant tank of a rocket engine
US20140283499A1 (en) Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber
US20180229850A1 (en) Anti-icing system for gas turbine engine
US20160177874A1 (en) Device for pressurizing propellant tanks of a rocket engine
US20130196273A1 (en) Thermal Pressurant
JP6585632B2 (en) Device and method for preheating turbo engine fuel
US20160237952A1 (en) Autogenous pressurizer device for a propellant tank
US20070227160A1 (en) Hydrogen heat exchanger
JP2010174692A (en) Liquefied gas fuel feed system
JP6722072B2 (en) Ship
US20160237951A1 (en) Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber
US7000399B2 (en) System for warming pressurized gas
US20250334229A1 (en) High-pressure hydrogen distribution system for an aircraft with a tank storing supercritical hydrogen
JP2004270560A (en) Fuel injection device
RU2532454C1 (en) Method of liquid propellant rocket engine boosting by thrust and liquid propellant rocket engine

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190109